JP2687304B2 - ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 - Google Patents
ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置Info
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機の計器着陸装置、
特にヘッド・アップ・ブィスプレイ（以下ＨＵＤと言
う）を用いた計器着陸装置に関する。 【０００２】 【従来の技術】航空機の計器着陸方式は気象条件にあま
り左右されずに安全に着陸を行う上で極めて重要であ
る。そのため、従来、計器着陸装置（ＩＬＳ：Ｉｎｓｔ
ｒｕｍｅｎｔ Ｌａｎｄｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）は地上
から着陸進入コースに沿った上下、左右それぞれ２本の
電波ビームによりコースからのずれを機上の指示器に示
し、パイロットがコースを修正して着陸する方式をとっ
ている。 【０００３】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このＩ
ＬＳ方式は指示器に示されたずれだけでは安定した飛行
はできず、他の飛行計器を総合的に判断して操縦する必
要があり、滑走路を見ながら着陸する有視界着陸方法に
比べ、従来の計器着陸方式は非常に難しく、またパイロ
ットへの負担も非常に大きく航空機事故の危険性も大き
い欠点がある。 【０００４】本発明は上記課題を解決するためのもの
で、ＨＵＤを使って模擬滑走路を実際の滑走路と同じ所
に描き、ＨＵＤの角度測定機能を用いて正確な情報をパ
イロットに提供することを目的とする。 【０００５】 【課題を解決するための手段】本発明は、滑走路の着地
点からの航空機位置情報、姿勢角及び方位角情報、滑走
路の各地点からの座標データから模擬滑走路を算出し、
算出した模擬滑走路を横軸を方位角、縦軸を経路角とし
てヘッド・アップ・ディスプレイ上に実滑走路と同じ位
置に表示する計器着陸装置において、表示した模擬滑走
路に着陸目標マーカを設定する着陸目標マーカ設定手段
と、設定した着陸目標と航空機の経路角γ、慣性センサ
から得られる慣性速度、及び気圧高度センサ等より得ら
れる高度データから経路角の時間微分値ｄγａ／ｄｔを
算出して積分し、時間と共に変化する経路角γａを演算
する経路角演算手段と、設定した着陸目標と航空機を結
ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δψ、慣性センサか
ら得られる慣性速度、及び気圧高度センサ等より得られ
る高度データから得られる航空機と着陸目標までの水平
距離から時間の関数として前記Δψの微分値を算出して
積分し、時間と共に変化する着陸目標と航空機を結ぶ線
の方位角と滑走路方位角との差Δψを演算する方位角演
算手段と、演算した経路角γａ、方位角Δψに基づいて
着陸目標マーカの表示位置を移動させる着陸目標マーカ
移動手段、及びこの着陸目標マーカから着陸目標からの
航空機の位置Ｄ，Ｙを得る演算手段とを備えたことを特
徴とする。 【０００６】 【作用】本発明は、地上に着陸援助装置がない場合でも
有視界時であれば、ＨＵＤの角度測定機能を使い機上の
高度計等との組合わせで位置を算出し、慣性センサの速
度ドリフト等を修正してより正確な情報をパイロットに
提供できるもので、単なる有視界着陸より正確でしかも
パイロットの負担（ワークロード）が少なくて着陸する
ことができる。 【０００７】 【実施例】以下、実施例を図面を参照しつつ説明する。
図１は本発明のＨＵＤを用いた計器着陸装置の構成図で
ある。図中、１は位置情報測定装置、２は慣性センサ、
３は精密位置算出処理装置、４はＨＵＤ画像処理装置、
５は模擬滑走路表示装置、６はパイロットである。図に
おいて、地上にある着陸援助装置、または機上の高度計
からなる位置情報測定装置１により航空機の位置情報を
得、この情報と慣性航法位置等からなる慣性センサ２か
ら得られる姿勢角（φ、θ）及び方位角（ψ）、および
慣性速度情報とから精密位置算出処理装置３で精密な位
置情報を算出する。この精密位置情報と慣性センサから
の姿勢角（φ、θ）及び方位角（ψ）とから画像処理装
置４により模擬滑走路をＨＵＤのハーフミラーを使った
表示装置５に表示する。これによりパイロット６は実際
の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を見ることができる。
また、地上に着陸援助装置がない場合でも有視界時であ
ればＨＵＤの角度測定機能を使い、機上の高度計との組
合わせで位置を算出でき、慣性センサの速度ドリフト等
を修正して、より正確な情報をパイロットに提供でき
る。 【０００８】次に位置情報の取得方法について説明す
る。 （ａ）位置情報の取得方法 着陸のための航空機の位置情報を取得する方法は、ＩＬ
Ｓ、ＭＬＳ、レーダおよび高度計とＨＵＤを組合わせた
方法があるが、それぞれ異なった方式であるので、ＨＵ
Ｄに使用する場合、同じ形式に変換する必要がある。 【０００９】（ｉ）ＩＬＳについて 図２はＩＬＳ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、７は航空機、８は滑走路、９はグライドスロープア
ンテナ、１０はローカライザアンテナである。図におい
て、上下方向のコースを示すためのグライドスロープア
ンテナ９と左右方向のコースを示すためのローカライザ
アンテナ１０から電子ビームを発射して飛行コースを設
定し、各アンテナから発射されたそれぞれ２つの近接し
たビームにより、コースからのずれの角度ΔγおよびΔ
ψを航空機７の受信機から得ることができる。ここで、
電波高度計または気圧高度計から航空機７の高度Ｈが判
ったとすると、次式により滑走路８の着陸点までの距離
Ｄが算出できる。 Ｄ＝Ｈ／ｔａｎ（γ0 ＋Δγ） ここで、γ0 はグライドスロープの設定角度である。同
様にローカライザからのずれの角度Δψが得られると左
右方向の位置Ｙは次式により算出できる。 Ｙ＝（Ｄ＋Ｌ）ｔａｎ（Δψ） ここで、Ｌはグライドスロープアンテナ９とローカライ
ザアンテナ１０間の距離である。 【００１０】（ii）ＭＬＳ方式について 図３はＭＬＳ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、１１は方位角アンテナ、１２は上下方向の誘導アン
テナ、１３はＤＭＥアンテナである。図において、ＭＬ
Ｓ方式においては、ＩＬＳ方式の場合よりも波長の短い
マイクロウェーブを使って扇形ビームを作っており、精
度が高くなっている。方位角アンテナ１１は上下に広く
左右に狭い扇形ビームを左右に一定速度でスイープして
いる。航空機７は全方向性の基準電波から扇形ビームを
受信した時までの遅延時間を測ることにより方位角ψを
得るとができる。 【００１１】上下方向の誘導アンテナ１２は左右に広く
上下に狭い扇形ビームを一定速度でスイープする。航空
機７は方位角と同様に全方向性の基準電波から上下方向
の扇形ビームを受信した時までの遅延時間から、上下方
向の角度θを測ることができる。滑走路８までの直距離
ＳＲは、通常のＤＭＥアンテナと同様に航空機７から発
射された質問電波を受けてＤＭＥアンテナ１３が折り返
して発射する応答電波を受信するまでの遅延時間から測
ることができる。これにより航空機７の位置は次式のよ
うにして求まる。 Ｈ＝ＳＲｓｉｎθ Ｙ＝ＳＲｃｏｓθｓｉｎψ Ｄ＝ＳＲｃｏｓθｃｏｓψ （iii ）レーダ方式について 図４はレーダ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、１４はレーダである。図において、航空機７をペン
シルビームで捉え、直距離ＳＲ、方位角ψR 、上下方向
の角度θR を測定できる。これにより航空機の位置は次
のようにして求まる。 Ｈ＝ＳＲｓｉｎθR ＋ＨR Ｙ＝ＳＲｃｏｓθR ｓｉｎψR ＋ＹR Ｄ＝ＳＲｃｏｓθR ｃｏｓψR ＋ＤR ここで、ＨR ，ＹR ，ＤR はそれぞれ滑走路７の着陸地
点からレーダ１４までの高度、左右距離、上下距離であ
る。 【００１２】（iv）機上の高度計とＨＵＤを使う方式に
ついて 図５は機上の高度計とＨＵＤを使う方式による位置算出
の原理を示す図である。図５のようにＨＵＤによって滑
走路８の原点までの経路角γa および方位角ψa を測定
する。滑走路８の方位角をψr とすれば高度計の測定値
Ｈa から航空機７の位置を次式のように求めることがで
きる。 Ｄ´＝Ｈa ／ｔａｎγa Ｙ＝Ｄ´ｓｉｎ（ψr −ψa ） Ｄ＝Ｄ´ｃｏｓ（ψr −ψa ） （ｂ）精密位置の算出方法 前記（ａ）位置情報の取得方法の項で述べたような方法
により航空機の位置を測定できるが、その測定値の安定
性は必ずしも良くない。一般的には電波のマルチパス、
高度計の変動およびＨＵＤの角度読取り誤差等で測定値
にバラツキができる。この測定値を直接ＨＵＤの模擬滑
走路表示に使うと滑走路がぶれてパイロットの操縦に支
障がでる。 【００１３】図６は精密位置の算出方法を説明するため
の図で、同図（Ａ）は航空機と滑走路の位置関係および
航空機速度ベクトルを示す図、同図（Ｂ）はコンプリメ
ンタリフィルタを示す図である。図中、１５は積分器、
１６は比例帰還要素、１７は積分帰還要素である。図６
において、慣性センサの速度出力を利用し、これを積分
器１５で積分して高い周波数成分の位置の変化を計算
し、（ａ）で測定した位置情報を使って低周波数成分を
補っている。図において、ＶD ，ＶY はＤ方向およびＹ
方向の速度で慣性センサの北方向の慣性速度ＶN および
東方向の慣性速度ＶE から次式によって求める。 ＶD ＝−ＶN ｃｏｓψr −ＶE ｓｉｎψr ＶY ＝−ＶN ｓｉｎψr ＋ＶE ｃｏｓψr ただし、ψr は滑走路進入方位角である。 【００１４】ＶD またはＶY は慣性速度ＶN ，ＶE にド
リフトがあるので、いくらかの誤差を含んでいる。その
誤差をΔＶD ，ΔＶY で取り除き修正速度ＶDm ，ＶYm
を得る。ＶDm ，ＶYmを積分することにより推定値Ｄm
およびＹm を得る。しかし、位置推定に含まれる低周波
分の誤差は（ａ）で測定されたＤおよびＹを差し引くこ
とによりΔＤ，ΔＹとして得られる。この位置情報差分
はＫ1 およびそれぞれの積分した値にＫ2 を掛け、比例
および積分成分を加え合わせ速度誤差ΔＶD ，ΔＶY を
算出する。このフィードバックによりＫ1 およびＫ2 を
適当に選ぶことにより誤差は収斂されていく。Ｋ1 およ
びＫ2 の選び方はフィードバック系の安定を保つために
次式のような関係が望ましい。 Ｋ1 ＝２ζω （ただしζ≒０．７） Ｋ2 ＝ω2 ωはＶN ，ＶE およびＤ，Ｙの測定精度により決定され
るもので、Ｄm ，Ｙmの誤差を最小にするように選ばれ
る。また、図７のようにリセット時にωを大きくして収
斂を速め、一定時間になったら定常値に戻す方法もあ
る。修正された速度ＶDm ，ＶYmを使い、慣性速度ＶGm
偏流角βm を再度計算する。 【００１５】図８はコンプリメンタリフィルタから得ら
れた修正速度を使って偏流角を算出する方式を示す図
で、同図に示すように修正された速度ＶDm ，ＶYmから
ＶNm，ＶEmを計算し、これよりＶGm，βm を次式のよう
に求める。 ＶNm＝−ＶDmｃｏｓψr −ＶYmｓｉｎψr ＶEm＝−ＶDmｓｉｎψr ＋ＶYmｃｏｓψr ＶGm＝（ＶNm 2 ＋ＶEm 2 ）1/2 ψtm＝ｔａｎ（ＶEm／ＶNm） βm ＝ψtm−ψb ここで、ψr は滑走路方向、ψb は機首方位、ψtmは進
行方位である。これにより、慣性センサ内で生じたドリ
フトを除去できる。 【００１６】（ｃ）ＨＵＤの画像処理方法 （ｉ）模擬滑走路 図９はＨＵＤに模擬滑走路を描く方法を示す図で、同図
（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、同図（Ｂ）は模擬
滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクトル図である。図
中、１８はＣＲＴ、１９1 ，１９2 はレンズ、２０はハ
ーフミラー、２１はＨＵＤ系、２２は模擬滑走路であ
る。ＨＵＤにおいてはＣＲＴ１８に描かれたシンボルが
レンズ１９により無限遠に焦点を結ばれ、ハーフミラー
２０により外視界と同一方向に見えるようにする。この
場合、焦点を無限遠方点に結ぶことによりパイロット６
の目の位置をずらしてもシンボルの方向がずれないよう
にできる。模擬滑走路２２を実際の滑走路８の位置と同
じ場所に描くためには、パイロットから見た実際の滑走
路８の各点の角度と模擬滑走路２２の対応する各点の角
度とが同じであればよい。各角度は滑走路８の各点の座
標（Ｄｉ，Ｙｉ，Ｈｉ）、および航空機の位置座標
（Ｄ，Ｙ，Ｈ）、および航空機の姿勢角（φ、θ）、方
位角（ψ）が分かれば次式のように計算できる。 このように、模擬滑走路を実際の滑走路と重なるように
表示することを実角表示と呼ぶ。これはＨＵＤの角度測
定に必要な特徴の一つである。 【００１７】ＣＲＴに描かれた模擬滑走路２２は逆に滑
走路からＣＲＴへの投影と同じであるから、レンズの焦
点距離をＦとするとＣＲＴの座標と入射角度の関係は次
式のようになる。 ｚCi＝Ｆｔａｎθi ＝Ｆ・ｚi ／ｘi ｙCi＝Ｆｔａｎψi ＝Ｆ・ｙi ／ｘi つまり、滑走路のｚ座標、ｙ座標をＦ／ｘi だけ縮尺し
たことになる。 【００１８】以上の式により航空機の姿勢角φ，θ，ψ
と位置Ｄ，Ｙ，Ｈおよび滑走路の各座標Ｄi ，Ｙi ，Ｈ
i が得られれば、模擬滑走路２２を８の実際の滑走路と
同じ位置に描くことができる。ここで、φ，θ，ψは慣
性センサから得られ、Ｄ，Ｙ，Ｈは前述の（ａ）および
（ｂ）の方式で得られる。また、Ｄi ，Ｙi ，Ｈi は地
上の測量によって得ることができる。 【００１９】（ii）有視界時の航空機の位置測定 （ａ）で述べた航空機の位置情報は地上の何らかの地上
着陸援助装置が必要である。しかし、ＨＵＤの角度測定
機能を使うことにより地上の援助装置がなくても自分自
身の位置測定ができる。図１０はＨＵＤを使って航空機
の位置を計算する方式を説明するための図で、同図
（Ａ）はＨＵＤ表示画面を示す図、同図（Ｂ）は位置計
算のブロック図である。図中、２３は着陸目標マーカ、
２４は速度ベクトルマーカ、２５〜３０は演算要素、３
１，３２はマーカ移動スイッチである。図において、着
陸目標マーカ２３を２つのマーカ移動スイッチ３１，３
２で上下、左右に移動させ、滑走路の着地点に合わせる
と、その着陸目標マーカはＨＵＤの実角表示によりパイ
ロットの目から見た経路角γａ及び方位角ψａに対応す
る。このことは飛行中にパイロットがＨＵＤを使用して
γａとψａを測定したことになる。このマーカ移動スイ
ッチ３１、３２で着陸目標マーカー設定手段が構成され
る。また、あらかじめ判っている滑走路方位ψr と航空
機と着地点を結んだ線の方位ψa との差であるΔψが得
られる。これにより図５で示したように航空機の対地高
度Ｈa とから、滑走路端を原点としたて航空機の位置Ｄ
及びＹが計算される。 【００２０】着陸目標マーカ２３は航空機の移動により
滑走路との相対角度が変わりずれてくる。パイロットが
常にマーカ移動スイッチにより追従していくのは負担が
大きいので、マーカを合わせ、スイッチを離した時点か
らは航空機の移動に合わせて自動的に追従するようにす
る。図１０（Ｂ）のブロック図はこのためのものであ
る。まずγa の移動のために微分値を移動スイッチ３２
で±を選択する。微分値は積分器１５で積分されγa を
上下に移動させる。このスイッチを中立位置に戻すと手
動による微分値は零になるのでその位置で止まる。γa
とＨa （高度）とから航空機と滑走路までのスラントレ
ンジ（距離）Ｄ´を要素２５で計算する。Ｄ´と上下方
向速度ＶH およびＤ´方向の速度ＶD ´を使って次式の
ようにγa の微分値（ｄγam／ｄｔ）を算出要素２６で
求めることができる。 ｄγam／ｄｔ＝１／Ｄ´・（ＶH ｃｏｓ2 γa −１／２・ＶD ´ｓｉｎ２γa ） ただし、ＶD ´＝ＶD ｃｏｓΔψ＋ＶY ｓｉｎΔψ この値を積分すれば航空機の移動に伴い着陸目標マーカ
２３も自動的に移動する。これら演算要素１５，２５，
２６，３０で経路角演算手段を構成している。Δψも同
様にスイッチ３１によって微分値を切り換え、それを積
分して得られたΔψとＤ´から演算要素２７で距離Ｄを
求め、ＶD ，ＶY から演算要素２８でΔψの微分値を計
算することができる。 【００２１】 ｄΔψm ／ｄｔ＝１／Ｄ・（ＶY ｃｏｓ2 Δψ−１／２・ＶD ｓｉｎ２Δψ） これによりγa は同様に移動スイッチ３２により左右移
動して着地点を決め、中立にすると、後は自動的に航空
機の移動に伴い着地点に追従していく。これら演算要素
１５、２７、２８で方位角演算手段を構成し、演算要素
１５、２５、２６、２７、２８、３０で着陸目標マーカ
ー移動手段を構成し、演算要素２７、２９で航空機の位
置Ｄ、Ｙを得る演算手段を構成している。しかし、
ＶD ，ＶY ，ＶH に誤差が含まれているとマーカは着地
点から少しずつずれていくので、再度調整する必要があ
る。何回か調整していくと図６に示したコンプリメンタ
リ・フィルタにより速度誤差を修正していくので、その
後は安定して追従することができる。また、航空機の飛
行径路角γおよび偏流角βを示す速度ベクトルにより飛
行方向を正しく知ることができる。βはコンプリメンタ
リ・フィルタにより修正された速度により再度計算した
ものである。 【００２２】 【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
によれば、ＨＵＤによる計器着陸方式により視界不良の
ときでもＩＬＳ，ＭＬＳまたはレーダにより正確な航空
機の位置を計算し、慣性航法装置からの姿勢角（φ，
θ）及び方位角ψを使ってＨＵＤ上に模擬滑走路を実際
の滑走路と重なる位置に表示することができる。また視
界のよい場合では、ＨＵＤを使って航空機の位置を測定
することができるので、地上援助装置がない空港で正確
な径路を通って着陸できる。また、慣性航法装置の速度
ドリフト修正ができるので、正確な航空機の進行方向を
知ることができる。これによりパイロットは容易にかつ
安全に着陸することができる。
特にヘッド・アップ・ブィスプレイ（以下ＨＵＤと言
う）を用いた計器着陸装置に関する。 【０００２】 【従来の技術】航空機の計器着陸方式は気象条件にあま
り左右されずに安全に着陸を行う上で極めて重要であ
る。そのため、従来、計器着陸装置（ＩＬＳ：Ｉｎｓｔ
ｒｕｍｅｎｔ Ｌａｎｄｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）は地上
から着陸進入コースに沿った上下、左右それぞれ２本の
電波ビームによりコースからのずれを機上の指示器に示
し、パイロットがコースを修正して着陸する方式をとっ
ている。 【０００３】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このＩ
ＬＳ方式は指示器に示されたずれだけでは安定した飛行
はできず、他の飛行計器を総合的に判断して操縦する必
要があり、滑走路を見ながら着陸する有視界着陸方法に
比べ、従来の計器着陸方式は非常に難しく、またパイロ
ットへの負担も非常に大きく航空機事故の危険性も大き
い欠点がある。 【０００４】本発明は上記課題を解決するためのもの
で、ＨＵＤを使って模擬滑走路を実際の滑走路と同じ所
に描き、ＨＵＤの角度測定機能を用いて正確な情報をパ
イロットに提供することを目的とする。 【０００５】 【課題を解決するための手段】本発明は、滑走路の着地
点からの航空機位置情報、姿勢角及び方位角情報、滑走
路の各地点からの座標データから模擬滑走路を算出し、
算出した模擬滑走路を横軸を方位角、縦軸を経路角とし
てヘッド・アップ・ディスプレイ上に実滑走路と同じ位
置に表示する計器着陸装置において、表示した模擬滑走
路に着陸目標マーカを設定する着陸目標マーカ設定手段
と、設定した着陸目標と航空機の経路角γ、慣性センサ
から得られる慣性速度、及び気圧高度センサ等より得ら
れる高度データから経路角の時間微分値ｄγａ／ｄｔを
算出して積分し、時間と共に変化する経路角γａを演算
する経路角演算手段と、設定した着陸目標と航空機を結
ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δψ、慣性センサか
ら得られる慣性速度、及び気圧高度センサ等より得られ
る高度データから得られる航空機と着陸目標までの水平
距離から時間の関数として前記Δψの微分値を算出して
積分し、時間と共に変化する着陸目標と航空機を結ぶ線
の方位角と滑走路方位角との差Δψを演算する方位角演
算手段と、演算した経路角γａ、方位角Δψに基づいて
着陸目標マーカの表示位置を移動させる着陸目標マーカ
移動手段、及びこの着陸目標マーカから着陸目標からの
航空機の位置Ｄ，Ｙを得る演算手段とを備えたことを特
徴とする。 【０００６】 【作用】本発明は、地上に着陸援助装置がない場合でも
有視界時であれば、ＨＵＤの角度測定機能を使い機上の
高度計等との組合わせで位置を算出し、慣性センサの速
度ドリフト等を修正してより正確な情報をパイロットに
提供できるもので、単なる有視界着陸より正確でしかも
パイロットの負担（ワークロード）が少なくて着陸する
ことができる。 【０００７】 【実施例】以下、実施例を図面を参照しつつ説明する。
図１は本発明のＨＵＤを用いた計器着陸装置の構成図で
ある。図中、１は位置情報測定装置、２は慣性センサ、
３は精密位置算出処理装置、４はＨＵＤ画像処理装置、
５は模擬滑走路表示装置、６はパイロットである。図に
おいて、地上にある着陸援助装置、または機上の高度計
からなる位置情報測定装置１により航空機の位置情報を
得、この情報と慣性航法位置等からなる慣性センサ２か
ら得られる姿勢角（φ、θ）及び方位角（ψ）、および
慣性速度情報とから精密位置算出処理装置３で精密な位
置情報を算出する。この精密位置情報と慣性センサから
の姿勢角（φ、θ）及び方位角（ψ）とから画像処理装
置４により模擬滑走路をＨＵＤのハーフミラーを使った
表示装置５に表示する。これによりパイロット６は実際
の滑走路と同じ場所に模擬滑走路を見ることができる。
また、地上に着陸援助装置がない場合でも有視界時であ
ればＨＵＤの角度測定機能を使い、機上の高度計との組
合わせで位置を算出でき、慣性センサの速度ドリフト等
を修正して、より正確な情報をパイロットに提供でき
る。 【０００８】次に位置情報の取得方法について説明す
る。 （ａ）位置情報の取得方法 着陸のための航空機の位置情報を取得する方法は、ＩＬ
Ｓ、ＭＬＳ、レーダおよび高度計とＨＵＤを組合わせた
方法があるが、それぞれ異なった方式であるので、ＨＵ
Ｄに使用する場合、同じ形式に変換する必要がある。 【０００９】（ｉ）ＩＬＳについて 図２はＩＬＳ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、７は航空機、８は滑走路、９はグライドスロープア
ンテナ、１０はローカライザアンテナである。図におい
て、上下方向のコースを示すためのグライドスロープア
ンテナ９と左右方向のコースを示すためのローカライザ
アンテナ１０から電子ビームを発射して飛行コースを設
定し、各アンテナから発射されたそれぞれ２つの近接し
たビームにより、コースからのずれの角度ΔγおよびΔ
ψを航空機７の受信機から得ることができる。ここで、
電波高度計または気圧高度計から航空機７の高度Ｈが判
ったとすると、次式により滑走路８の着陸点までの距離
Ｄが算出できる。 Ｄ＝Ｈ／ｔａｎ（γ0 ＋Δγ） ここで、γ0 はグライドスロープの設定角度である。同
様にローカライザからのずれの角度Δψが得られると左
右方向の位置Ｙは次式により算出できる。 Ｙ＝（Ｄ＋Ｌ）ｔａｎ（Δψ） ここで、Ｌはグライドスロープアンテナ９とローカライ
ザアンテナ１０間の距離である。 【００１０】（ii）ＭＬＳ方式について 図３はＭＬＳ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、１１は方位角アンテナ、１２は上下方向の誘導アン
テナ、１３はＤＭＥアンテナである。図において、ＭＬ
Ｓ方式においては、ＩＬＳ方式の場合よりも波長の短い
マイクロウェーブを使って扇形ビームを作っており、精
度が高くなっている。方位角アンテナ１１は上下に広く
左右に狭い扇形ビームを左右に一定速度でスイープして
いる。航空機７は全方向性の基準電波から扇形ビームを
受信した時までの遅延時間を測ることにより方位角ψを
得るとができる。 【００１１】上下方向の誘導アンテナ１２は左右に広く
上下に狭い扇形ビームを一定速度でスイープする。航空
機７は方位角と同様に全方向性の基準電波から上下方向
の扇形ビームを受信した時までの遅延時間から、上下方
向の角度θを測ることができる。滑走路８までの直距離
ＳＲは、通常のＤＭＥアンテナと同様に航空機７から発
射された質問電波を受けてＤＭＥアンテナ１３が折り返
して発射する応答電波を受信するまでの遅延時間から測
ることができる。これにより航空機７の位置は次式のよ
うにして求まる。 Ｈ＝ＳＲｓｉｎθ Ｙ＝ＳＲｃｏｓθｓｉｎψ Ｄ＝ＳＲｃｏｓθｃｏｓψ （iii ）レーダ方式について 図４はレーダ方式による位置算出の原理を示す図で、図
中、１４はレーダである。図において、航空機７をペン
シルビームで捉え、直距離ＳＲ、方位角ψR 、上下方向
の角度θR を測定できる。これにより航空機の位置は次
のようにして求まる。 Ｈ＝ＳＲｓｉｎθR ＋ＨR Ｙ＝ＳＲｃｏｓθR ｓｉｎψR ＋ＹR Ｄ＝ＳＲｃｏｓθR ｃｏｓψR ＋ＤR ここで、ＨR ，ＹR ，ＤR はそれぞれ滑走路７の着陸地
点からレーダ１４までの高度、左右距離、上下距離であ
る。 【００１２】（iv）機上の高度計とＨＵＤを使う方式に
ついて 図５は機上の高度計とＨＵＤを使う方式による位置算出
の原理を示す図である。図５のようにＨＵＤによって滑
走路８の原点までの経路角γa および方位角ψa を測定
する。滑走路８の方位角をψr とすれば高度計の測定値
Ｈa から航空機７の位置を次式のように求めることがで
きる。 Ｄ´＝Ｈa ／ｔａｎγa Ｙ＝Ｄ´ｓｉｎ（ψr −ψa ） Ｄ＝Ｄ´ｃｏｓ（ψr −ψa ） （ｂ）精密位置の算出方法 前記（ａ）位置情報の取得方法の項で述べたような方法
により航空機の位置を測定できるが、その測定値の安定
性は必ずしも良くない。一般的には電波のマルチパス、
高度計の変動およびＨＵＤの角度読取り誤差等で測定値
にバラツキができる。この測定値を直接ＨＵＤの模擬滑
走路表示に使うと滑走路がぶれてパイロットの操縦に支
障がでる。 【００１３】図６は精密位置の算出方法を説明するため
の図で、同図（Ａ）は航空機と滑走路の位置関係および
航空機速度ベクトルを示す図、同図（Ｂ）はコンプリメ
ンタリフィルタを示す図である。図中、１５は積分器、
１６は比例帰還要素、１７は積分帰還要素である。図６
において、慣性センサの速度出力を利用し、これを積分
器１５で積分して高い周波数成分の位置の変化を計算
し、（ａ）で測定した位置情報を使って低周波数成分を
補っている。図において、ＶD ，ＶY はＤ方向およびＹ
方向の速度で慣性センサの北方向の慣性速度ＶN および
東方向の慣性速度ＶE から次式によって求める。 ＶD ＝−ＶN ｃｏｓψr −ＶE ｓｉｎψr ＶY ＝−ＶN ｓｉｎψr ＋ＶE ｃｏｓψr ただし、ψr は滑走路進入方位角である。 【００１４】ＶD またはＶY は慣性速度ＶN ，ＶE にド
リフトがあるので、いくらかの誤差を含んでいる。その
誤差をΔＶD ，ΔＶY で取り除き修正速度ＶDm ，ＶYm
を得る。ＶDm ，ＶYmを積分することにより推定値Ｄm
およびＹm を得る。しかし、位置推定に含まれる低周波
分の誤差は（ａ）で測定されたＤおよびＹを差し引くこ
とによりΔＤ，ΔＹとして得られる。この位置情報差分
はＫ1 およびそれぞれの積分した値にＫ2 を掛け、比例
および積分成分を加え合わせ速度誤差ΔＶD ，ΔＶY を
算出する。このフィードバックによりＫ1 およびＫ2 を
適当に選ぶことにより誤差は収斂されていく。Ｋ1 およ
びＫ2 の選び方はフィードバック系の安定を保つために
次式のような関係が望ましい。 Ｋ1 ＝２ζω （ただしζ≒０．７） Ｋ2 ＝ω2 ωはＶN ，ＶE およびＤ，Ｙの測定精度により決定され
るもので、Ｄm ，Ｙmの誤差を最小にするように選ばれ
る。また、図７のようにリセット時にωを大きくして収
斂を速め、一定時間になったら定常値に戻す方法もあ
る。修正された速度ＶDm ，ＶYmを使い、慣性速度ＶGm
偏流角βm を再度計算する。 【００１５】図８はコンプリメンタリフィルタから得ら
れた修正速度を使って偏流角を算出する方式を示す図
で、同図に示すように修正された速度ＶDm ，ＶYmから
ＶNm，ＶEmを計算し、これよりＶGm，βm を次式のよう
に求める。 ＶNm＝−ＶDmｃｏｓψr −ＶYmｓｉｎψr ＶEm＝−ＶDmｓｉｎψr ＋ＶYmｃｏｓψr ＶGm＝（ＶNm 2 ＋ＶEm 2 ）1/2 ψtm＝ｔａｎ（ＶEm／ＶNm） βm ＝ψtm−ψb ここで、ψr は滑走路方向、ψb は機首方位、ψtmは進
行方位である。これにより、慣性センサ内で生じたドリ
フトを除去できる。 【００１６】（ｃ）ＨＵＤの画像処理方法 （ｉ）模擬滑走路 図９はＨＵＤに模擬滑走路を描く方法を示す図で、同図
（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、同図（Ｂ）は模擬
滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクトル図である。図
中、１８はＣＲＴ、１９1 ，１９2 はレンズ、２０はハ
ーフミラー、２１はＨＵＤ系、２２は模擬滑走路であ
る。ＨＵＤにおいてはＣＲＴ１８に描かれたシンボルが
レンズ１９により無限遠に焦点を結ばれ、ハーフミラー
２０により外視界と同一方向に見えるようにする。この
場合、焦点を無限遠方点に結ぶことによりパイロット６
の目の位置をずらしてもシンボルの方向がずれないよう
にできる。模擬滑走路２２を実際の滑走路８の位置と同
じ場所に描くためには、パイロットから見た実際の滑走
路８の各点の角度と模擬滑走路２２の対応する各点の角
度とが同じであればよい。各角度は滑走路８の各点の座
標（Ｄｉ，Ｙｉ，Ｈｉ）、および航空機の位置座標
（Ｄ，Ｙ，Ｈ）、および航空機の姿勢角（φ、θ）、方
位角（ψ）が分かれば次式のように計算できる。 このように、模擬滑走路を実際の滑走路と重なるように
表示することを実角表示と呼ぶ。これはＨＵＤの角度測
定に必要な特徴の一つである。 【００１７】ＣＲＴに描かれた模擬滑走路２２は逆に滑
走路からＣＲＴへの投影と同じであるから、レンズの焦
点距離をＦとするとＣＲＴの座標と入射角度の関係は次
式のようになる。 ｚCi＝Ｆｔａｎθi ＝Ｆ・ｚi ／ｘi ｙCi＝Ｆｔａｎψi ＝Ｆ・ｙi ／ｘi つまり、滑走路のｚ座標、ｙ座標をＦ／ｘi だけ縮尺し
たことになる。 【００１８】以上の式により航空機の姿勢角φ，θ，ψ
と位置Ｄ，Ｙ，Ｈおよび滑走路の各座標Ｄi ，Ｙi ，Ｈ
i が得られれば、模擬滑走路２２を８の実際の滑走路と
同じ位置に描くことができる。ここで、φ，θ，ψは慣
性センサから得られ、Ｄ，Ｙ，Ｈは前述の（ａ）および
（ｂ）の方式で得られる。また、Ｄi ，Ｙi ，Ｈi は地
上の測量によって得ることができる。 【００１９】（ii）有視界時の航空機の位置測定 （ａ）で述べた航空機の位置情報は地上の何らかの地上
着陸援助装置が必要である。しかし、ＨＵＤの角度測定
機能を使うことにより地上の援助装置がなくても自分自
身の位置測定ができる。図１０はＨＵＤを使って航空機
の位置を計算する方式を説明するための図で、同図
（Ａ）はＨＵＤ表示画面を示す図、同図（Ｂ）は位置計
算のブロック図である。図中、２３は着陸目標マーカ、
２４は速度ベクトルマーカ、２５〜３０は演算要素、３
１，３２はマーカ移動スイッチである。図において、着
陸目標マーカ２３を２つのマーカ移動スイッチ３１，３
２で上下、左右に移動させ、滑走路の着地点に合わせる
と、その着陸目標マーカはＨＵＤの実角表示によりパイ
ロットの目から見た経路角γａ及び方位角ψａに対応す
る。このことは飛行中にパイロットがＨＵＤを使用して
γａとψａを測定したことになる。このマーカ移動スイ
ッチ３１、３２で着陸目標マーカー設定手段が構成され
る。また、あらかじめ判っている滑走路方位ψr と航空
機と着地点を結んだ線の方位ψa との差であるΔψが得
られる。これにより図５で示したように航空機の対地高
度Ｈa とから、滑走路端を原点としたて航空機の位置Ｄ
及びＹが計算される。 【００２０】着陸目標マーカ２３は航空機の移動により
滑走路との相対角度が変わりずれてくる。パイロットが
常にマーカ移動スイッチにより追従していくのは負担が
大きいので、マーカを合わせ、スイッチを離した時点か
らは航空機の移動に合わせて自動的に追従するようにす
る。図１０（Ｂ）のブロック図はこのためのものであ
る。まずγa の移動のために微分値を移動スイッチ３２
で±を選択する。微分値は積分器１５で積分されγa を
上下に移動させる。このスイッチを中立位置に戻すと手
動による微分値は零になるのでその位置で止まる。γa
とＨa （高度）とから航空機と滑走路までのスラントレ
ンジ（距離）Ｄ´を要素２５で計算する。Ｄ´と上下方
向速度ＶH およびＤ´方向の速度ＶD ´を使って次式の
ようにγa の微分値（ｄγam／ｄｔ）を算出要素２６で
求めることができる。 ｄγam／ｄｔ＝１／Ｄ´・（ＶH ｃｏｓ2 γa −１／２・ＶD ´ｓｉｎ２γa ） ただし、ＶD ´＝ＶD ｃｏｓΔψ＋ＶY ｓｉｎΔψ この値を積分すれば航空機の移動に伴い着陸目標マーカ
２３も自動的に移動する。これら演算要素１５，２５，
２６，３０で経路角演算手段を構成している。Δψも同
様にスイッチ３１によって微分値を切り換え、それを積
分して得られたΔψとＤ´から演算要素２７で距離Ｄを
求め、ＶD ，ＶY から演算要素２８でΔψの微分値を計
算することができる。 【００２１】 ｄΔψm ／ｄｔ＝１／Ｄ・（ＶY ｃｏｓ2 Δψ−１／２・ＶD ｓｉｎ２Δψ） これによりγa は同様に移動スイッチ３２により左右移
動して着地点を決め、中立にすると、後は自動的に航空
機の移動に伴い着地点に追従していく。これら演算要素
１５、２７、２８で方位角演算手段を構成し、演算要素
１５、２５、２６、２７、２８、３０で着陸目標マーカ
ー移動手段を構成し、演算要素２７、２９で航空機の位
置Ｄ、Ｙを得る演算手段を構成している。しかし、
ＶD ，ＶY ，ＶH に誤差が含まれているとマーカは着地
点から少しずつずれていくので、再度調整する必要があ
る。何回か調整していくと図６に示したコンプリメンタ
リ・フィルタにより速度誤差を修正していくので、その
後は安定して追従することができる。また、航空機の飛
行径路角γおよび偏流角βを示す速度ベクトルにより飛
行方向を正しく知ることができる。βはコンプリメンタ
リ・フィルタにより修正された速度により再度計算した
ものである。 【００２２】 【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
によれば、ＨＵＤによる計器着陸方式により視界不良の
ときでもＩＬＳ，ＭＬＳまたはレーダにより正確な航空
機の位置を計算し、慣性航法装置からの姿勢角（φ，
θ）及び方位角ψを使ってＨＵＤ上に模擬滑走路を実際
の滑走路と重なる位置に表示することができる。また視
界のよい場合では、ＨＵＤを使って航空機の位置を測定
することができるので、地上援助装置がない空港で正確
な径路を通って着陸できる。また、慣性航法装置の速度
ドリフト修正ができるので、正確な航空機の進行方向を
知ることができる。これによりパイロットは容易にかつ
安全に着陸することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明のＨＵＤを用いた計器着陸装置の構成
図である。 【図２】 ＩＬＳ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図３】 ＭＬＳ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図４】 レーダ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図５】 機上の高度計とＨＵＤを使う方式による航空
機位置算出の原理を示す図である。 【図６】 航空機精密位置の算出方法を説明するための
図で、同図（Ａ）は航空機と滑走路の位置関係および航
空機速度ベクトルを示す図、同図（Ｂ）はコンプリメン
タリ・フィルタを示す図である。 【図７】 コンプリメンタリ・フィルタの可変係数の時
間変化を示す図である。 【図８】 コンプリメンタリ・フィルタから得られた修
正速度を使って偏流角を算出する方式を示す図である。 【図９】 ＨＵＤに模擬滑走路を描く方法を示す図で、
同図（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、同図（Ｂ）は
模擬滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクトル図である。 【図１０】 ＨＵＤを使って航空機の位置を計算する方
式を説明するための図で、同図（Ａ）はＨＵＤ表示画面
を示す図、同図（Ｂ）は位置算出のブロック図である。 【符号の説明】 １…位置情報測定装置、２…慣性センサ、３…精密位置
算出処理装置、４…ＨＵＤ画像処理装置、５…模擬滑走
路表示装置、６…パイロット、７…航空機、８…滑走
路、９…グライドスロープアンテナ、１０…ローカライ
ザアンテナ、１１…方位角アンテナ、１２…上下方向の
誘導アンテナ、１３…ＤＭＥアンテナ、１４…レーダ、
１５積分器、１６…比例帰還要素、１７…積分帰還要
素、１８…ＣＲＴ、１９1 ，１９2 …レンズ、２０…ハ
ーフミラー、２１…ＨＵＤ系、２２模擬滑走路、２３…
着陸目標マーカ、２４…速度ベクトル、２５〜３０…演
算要素、３１，３２…マーカ移動スイッチ。
図である。 【図２】 ＩＬＳ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図３】 ＭＬＳ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図４】 レーダ方式による航空機位置算出の原理を示
す図である。 【図５】 機上の高度計とＨＵＤを使う方式による航空
機位置算出の原理を示す図である。 【図６】 航空機精密位置の算出方法を説明するための
図で、同図（Ａ）は航空機と滑走路の位置関係および航
空機速度ベクトルを示す図、同図（Ｂ）はコンプリメン
タリ・フィルタを示す図である。 【図７】 コンプリメンタリ・フィルタの可変係数の時
間変化を示す図である。 【図８】 コンプリメンタリ・フィルタから得られた修
正速度を使って偏流角を算出する方式を示す図である。 【図９】 ＨＵＤに模擬滑走路を描く方法を示す図で、
同図（Ａ）はＨＵＤ系と滑走路を示す図、同図（Ｂ）は
模擬滑走路を示す図、同図（Ｃ）はベクトル図である。 【図１０】 ＨＵＤを使って航空機の位置を計算する方
式を説明するための図で、同図（Ａ）はＨＵＤ表示画面
を示す図、同図（Ｂ）は位置算出のブロック図である。 【符号の説明】 １…位置情報測定装置、２…慣性センサ、３…精密位置
算出処理装置、４…ＨＵＤ画像処理装置、５…模擬滑走
路表示装置、６…パイロット、７…航空機、８…滑走
路、９…グライドスロープアンテナ、１０…ローカライ
ザアンテナ、１１…方位角アンテナ、１２…上下方向の
誘導アンテナ、１３…ＤＭＥアンテナ、１４…レーダ、
１５積分器、１６…比例帰還要素、１７…積分帰還要
素、１８…ＣＲＴ、１９1 ，１９2 …レンズ、２０…ハ
ーフミラー、２１…ＨＵＤ系、２２模擬滑走路、２３…
着陸目標マーカ、２４…速度ベクトル、２５〜３０…演
算要素、３１，３２…マーカ移動スイッチ。
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 １．滑走路の着地点からの航空機位置情報、姿勢角及び
方位角情報、滑走路の各地点からの座標データから模擬
滑走路を算出し、算出した模擬滑走路を横軸を方位角、
縦軸を経路角としてヘッド・アップ・ディスプレイ上に
実滑走路と同じ位置に表示する計器着陸装置において、
表示した模擬滑走路に着陸目標マーカを設定する着陸目
標マーカ設定手段と、設定した着陸目標と航空機の経路
角γ、慣性センサから得られる慣性速度、及び気圧高度
センサ等より得られる高度データから経路角の時間微分
値ｄγａ／ｄｔを算出して積分し、時間と共に変化する
経路角γａを演算する経路角演算手段と、設定した着陸
目標と航空機を結ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δ
ψ、慣性センサから得られる慣性速度、及び気圧高度セ
ンサ等より得られる高度データから得られる航空機と着
陸目標までの水平距離から時間の関数として前記Δψの
微分値を算出して積分し、時間と共に変化する着陸目標
と航空機を結ぶ線の方位角と滑走路方位角との差Δψを
演算する方位角演算手段と、演算した経路角γａ、方位
角Δψに基づいて着陸目標マーカの表示位置を移動させ
る着陸目標マーカ移動手段、及びこの着陸目標マーカか
ら着陸目標からの航空機の位置Ｄ，Ｙを得る演算手段と
を備えたことを特徴とするヘッド・アップ・ディスプレ
イを用いた計器着陸装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27911592A JP2687304B2 (ja) | 1992-09-04 | 1992-09-04 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27911592A JP2687304B2 (ja) | 1992-09-04 | 1992-09-04 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61076389A Division JP2545709B2 (ja) | 1986-04-02 | 1986-04-02 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05338595A JPH05338595A (ja) | 1993-12-21 |
| JP2687304B2 true JP2687304B2 (ja) | 1997-12-08 |
Family
ID=17606634
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27911592A Expired - Lifetime JP2687304B2 (ja) | 1992-09-04 | 1992-09-04 | ヘッドアップディスプレイを用いた計器着陸装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2687304B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101935236B1 (ko) * | 2016-11-24 | 2019-01-04 | 대한민국 | 착륙경로를 시현하는 항공기 착륙 보조시스템 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2939234B1 (ja) | 1998-03-24 | 1999-08-25 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | 飛行経路表示装置 |
-
1992
- 1992-09-04 JP JP27911592A patent/JP2687304B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101935236B1 (ko) * | 2016-11-24 | 2019-01-04 | 대한민국 | 착륙경로를 시현하는 항공기 착륙 보조시스템 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH05338595A (ja) | 1993-12-21 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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